Текст книги "Спускаемые аппараты"

Автор книги: Евгений Попов

сообщить о нарушении

Текущая страница: 1 (всего у книги 6 страниц)

Е. И. Попов
СПУСКАЕМЫЕ АППАРАТЫ

ВВЕДЕНИЕ

Запуски первых космических аппаратов сначала на орбиты искусственных спутников Земли, а затем для исследования Луны и планет стали первым этапом практической космонавтики. Однако в связи с предстоящим полетом человека в космос требовалось возвращение космического аппарата (или его части) на Землю. В свою очередь, полеты космических аппаратов для исследования Луны и планет потребовали решить проблему осуществления посадки на изучаемое небесное тело. Решение этих задач осложнялось наличием больших скоростей космических аппаратов. Скорости полета космического аппарата относительно Земли и других тел Солнечной системы составляют от 2,4 км/с для Луны и до 60 км/с для Юпитера. И это при условии начальной нулевой скорости вдали от планеты (как говорят специалисты, скорости на бесконечности). При больших начальных скоростях, т. е. отличных от нулевой, скорость встречи будет еще больше.

Даже в случае перевода космического аппарата на орбиту искусственного спутника небесного тела скорость относительно данного тела будет меньше лишь примерно в 1,4 раза (например, для Луны – 1,7 км/с, для Юпитера – около 43 км/с). Прямое же столкновение космического аппарата с небесным телом ведет при таких скоростях к полному разрушению и уничтожению аппарата. Поэтому для осуществления посадки на Землю или другую планету нужно было снизить скорость космического аппарата до приемлемого значения. Причем снижение этой скорости должно быть достаточно плавным в целях обеспечения безопасности космонавтов при возвращении на Землю, но может быть и резким для межпланетных станций при посадке на другие планеты и для возвращения автоматических отсеков с орбитальных научных станций…

В радиопередачах и газетах встречается выражении «После успешного, завершения работ в космическом пространстве на орбите искусственного спутника Земли космонавты в спускаемом аппарате благополучно вернулись на Землю». Почему же в спускаемом аппарате, а не в корабле «Союз», в который космонавты перешли из «Салюта»?

Понятие «спускаемый аппарат» появилось только на некотором этапе развития космонавтики. Это понятие не свойственно ранее изобретенным, более привычным нам видам наземного транспорта: автомобильного и железнодорожного, морским и воздушным лайнерам. Все эти виды наземного транспорта прибывают к пункту назначения в том виде, в каком отправлялись в путь. Мы не видели и не слышали, чтобы пассажир, сев в поезд, прибыл на станцию назначения в отдельном, купе без поезда. Да и самолет поставит пассажира, опускаясь целиком, в первозданном виде на взлетно-посадочную полосу аэродрома.

В чем же здесь дело? Почему для посадки космических аппаратов обычно используются их отдельные части?

Прежде чем ответить на эти вопросы, рассмотрим и сравним скорости, с которыми движутся привычные нам виды наземного транспорта, а также космические корабли и автоматические станции. Морские и речные суда имеют максимальные скорости передвижения 10–20 м/с (36–72 км/ч), автомобили – 20–40 м/с (72-144 км/ч), скорые поезда – до 60 м/с (порядка 200 км/ч), пассажирские самолеты -80-250 м/с (300–900 км/ч). Космические аппараты летят со скоростями на 2–3 порядка выше. Чтобы тело стало искусственным спутником Земли, надо сообщить ему скорость около 8000 м/с, для межпланетных станций типа «Венера» и «Марс» – более 11500 м/с. В случае полета к еще более далеким планетам требуются еще большие скорости.

Отметим, что скорость искусственного спутника Земли порядка 8 км/с в 10 раз больше скорости пули, выпущенной из ружья. Примерно со скоростью пули летал лишь один барон Мюнхаузен, оседлав пушечное ядро, да и то это было в сказке. А сейчас типичные скорости космического корабля на орбите искусственного спутника Земли в 10–20 раз больше, чем у пушечного ядра. И внутри космического корабля и орбитальной станции живут и трудятся космонавты.

Кинетическая энергия движения космических аппаратов очень велика. Если, к примеру, уже при меньших скоростях пуля при ударе о препятствие сильно деформируется и нагревается, то что же произойдет с имеющим громадную скорость космическим аппаратом при ударе о поверхность Земли или другого тела Солнечной системы?

В природе таких «экспериментов» осуществляется великое множество. На поверхности Луны и других некоторых тел Солнечной системы имеется множество кратеров самого различного размера – от метровых до 200-километровых и более. На Луне их можно увидеть уже в небольшой телескоп, поверхность других тел Солнечной системы со столь же ясной четкостью стала видимой после полета к ним космических аппаратов. Кратеры эти ударного происхождения вследствие падения метеороидов и других небесных тел относительно малой массы. Есть такие кратеры и на Земле. К ним относятся известный Аризонский кратер, а также более свежие небольшие кратеры от падения Сихотэ-Алинского метеорита и другие.

Помимо разрушения, происходит разогрев падающего тела до чудовищных температур вследствие превращения огромной кинетической энергии в тепло. Так, например, искусственный спутник Земли, летящий со скоростью 8 км/с, обладает энергией 32 МДж на каждый килограмм массы, а космическое тело, летящее относительно Юпитера со второй космической скоростью (60 км/с), – 1800 МДж на каждый килограмм массы. Если, например, растопить лед, а затем нагреть образовавшуюся воду до полного испарения, то потребуется всего лишь более 3 МДж на каждый килограмм массы. При нагреве металлов до плавления с последующим их кипением до полного испарения на каждый килограмм массы потребуется 8 МДж для железа, 6,5 МДж – для меди, 7,16 МДж – для магния, 11,6 МДж – для алюминия.

Следовательно, если всю кинетическую энергию даже в случае искусственного спутника Земли обратить в тепло, то он весь испарится, из какого бы материала ни был он изготовлен. Для сравнения отметим, что, если вся кинетическая энергия скорого поезда, мчащегося со скоростью 60 м/с (200 км/ч), превратится в тепло и целиком пойдет на нагрев поезда, то он, изготовленный из алюминиево-магниевых сплавов, нагреется лишь на 1 °C. Такое различие в нагреве определяется тем, что кинетическая энергия движущегося тела возрастает от увеличения скорости не линейно, а пропорционально квадрату скорости.

Все эти оценки демонстрируют, с какой важной и ответственной задачей столкнулись конструкторы космических кораблей при обеспечении безопасного возвращения космонавтов на Землю, и в то же время показывают, с какими гигантскими энергиями пришлось иметь дело. При этом имелись два пути: торможение космического аппарата, затрачивая немалую энергию, и обеспечение достаточно эффективной теплозащиты космического корабля от его нагрева при торможении в атмосфере планеты. Естественным желанием здесь было уменьшить количество затрачиваемой энергии на торможение или же в связи с большими потоками энергии сделать теплозащиту сравнительно небольшой массы, однако, естественно, не за счет снижения безопасности полета космонавтов при спуске на Землю.

Эта проблема легко разрешается, если ограничиться задачей спасти не весь космический аппарат, а только его часть, которая получила название спускаемого аппарата. В этом отдельном отсеке вполне можно разместить необходимую аппаратуру для исследования других планет, а также космонавтов и материалы, доставляемые на Землю после пилотируемого полета.

Итак, спускаемые аппараты предназначены для доставки космонавта-исследователя на Землю или научной аппаратуры на другую планету для проведения исследований в ее атмосфере или на поверхности.

НАЗНАЧЕНИЕ СПУСКАЕМОГО АППАРАТА

В условиях околоземного полета спускаемый аппарат предназначен для доставки космонавта на Землю после выполнения программы исследований на орбите искусственного спутника Земли, а также материалов этих исследований в виде фото– и кинопленок, результатов технологических экспериментов и т. д. Спускаемый аппарат автоматической космической станции, предназначенный для исследования тел Солнечной системы, служит для доставки на поверхность планеты комплекса научной аппаратуры. С помощью этой аппаратуры проводится фотографирование места посадки и передается изображение на Землю, исследуются химические и механические свойства грунта. Определяется химический состав атмосферы (при ее наличии), освещенность в атмосфере и на поверхности, скорость ветра, наличие аэрозолей и многое другое.

Спускаемые аппараты могут доставлять на другие тела (в частности, на Луну) космонавтов-исследователей, а затем с помощью части спускаемого аппарата обусловливать старт на орбиту искусственного спутника планеты для осуществления стыковки с основным кораблем. А спускаемый аппарат основного корабля затем доставляет космонавтов на Землю. Спускаемые аппараты без космонавта, оснащенные автоматической аппаратурой, также могут содержать в своем составе возвратную ступень.

Например, станция «Луна-16», опустившаяся на поверхность Луны, имела в своем составе возвратную ступень. После загрузки спускаемого аппарата лунным грунтом возвратная ракета стартовала с основы спускаемого аппарата, находящегося на Луне. Старт был осуществлен вверх по местной вертикали, без выхода на орбиту искусственного спутника Луны, и по перелетной траектории небольшой спускаемый аппарат прибыл на Землю. В своем составе возвратная ступень имела ракетный блок (двигательную установку с топливными баками), приборный отсек и спускаемый аппарат, предназначенный для посадки на Землю. Спускаемый аппарат доставил образцы лунного грунта на Землю, которые были переданы в научные институты для проведения исследований.

Спускаемые аппараты космических кораблей по своей конструкции образуют две большие группы. Это спускаемые аппараты для посадки на планеты, имеющие атмосферу типа земной и плотнее, и спускаемые аппараты, предназначенные для посадки на тела Солнечной системы, не имеющие атмосферы. В состав первых в качестве обязательного условия входит теплозащитное покрытие для сохранения спускаемого аппарата от перегрева при торможении в верхних слоях атмосферы. На конечном участке торможения для осуществления мягкой посадки спускаемого аппарата, как правило, используется парашютная система.

Вторая группа спускаемых аппаратов не требует теплозащитного покрытия, предохраняющего при торможении в атмосфере, ибо самой атмосферы нет. Парашют тоже бесполезен в вакууме, поскольку нечем наполнять его купол. Основной элемент спускаемого аппарата на безатмосферное тело – ракетные двигатели, способные при относительно продолжительной работе погасить скорость подлета от космической до незначительной величины порядка 1 -10 м/с. Для посадки на планету с разреженной атмосферой (например, на планету Марс) используются последовательно оба способа: аэродинамическое торможение в атмосфере со спуском на парашюте и окончательное торможение за счет работы двигательной установки.

Итак, спускаемый аппарат – это устройство, предназначенное для осуществления мягкой посадки на Землю или другое тело Солнечной системы, чтобы предохранить человека или научную аппаратуру от больших перегрузок и тепловых потоков при прохождении атмосферного торможения.

ТОРМОЖЕНИЕ В АТМОСФЕРЕ

До настоящего времени спускаемые аппараты для планет с атмосферой типа земной или плотнее применялись при посадке космических аппаратов на Землю и на Венеру. Хронологически спускаемые аппараты, предназначенные для посадки на планеты, имеющие атмосферу, появились раньше, чем спускаемые аппараты для безатмосферных планет. Первая посадка спускаемого аппарата на Землю осуществлена в мае 1960 г. Это был беспилотный корабль-спутник, предназначенный для отработки всех этапов полета человека в космос. Первая же посадка космического аппарата на безатмосферное тело (Луну) была осуществлена 3 февраля 1966 г. («Луна-9»).

Правда, попадание космическим аппаратом в Луну было совершено еще в 1959 г., но это произошло в отсутствие спускаемого аппарата, и удар о поверхность Луны окончился полным разрушением космического аппарата. Однако особое (объемное) расположение вымпелов, позволило части из них оказаться не поврежденными.

Как уже говорилось, имеются два основных способа уменьшить скорость полета космического аппарата: использование двигательной установки, аналогичной применяемой для вывода спутника на орбиту, и торможение в атмосфере планеты. Первый способ требует затрат большого количества топлива для гашения гигантской скорости, и в настоящее время для планет, обладающих атмосферой, когда применяется химическое топливо, считается экономически не выгодным.

Торможение в атмосфере космических тел – явление в природе рядовое. Благодаря наличию атмосферы мы находим на Земле упавшие «небесные камни», называемые метеоритами. Они бывают каменные, железные и промежуточного типа. Упавшие на Землю метеориты представляют собой остатки мстеороидов, летевших по своим орбитам и столкнувшихся с Землей. Прохождение через атмосферу с колоссальной начальной скоростью полета дорого обходится небесному гостю. Большая его часть оказывается расплавленной, испарившейся и рассеянной в атмосфере. Но, к счастью, не вся, иначе нам бы не пришлось находить метеориты.

Все дело в том, что выделяющаяся тепловая энергия не идет полностью на нагрев метеороида или космического аппарата (поэтому приводившиеся ранее оценки о превращении всей кинетической энергии падающего тела в тепло были преувеличены). Природа тепловой энергии такова, что она стремится с той или иной интенсивностью распространиться во все стороны. И при торможении в атмосфере тепловая энергия (причем, как правило, большая часть) передается и атмосфере.

И все же скорости движения метеороида при встрече с Землей очень велики – от 11,2 до 72 км/с. Теоретические расчеты и наблюдательные данные указывают, что при скоростях встречи более 22 км/с метеороиды полностью разрушаются в атмосфере Земли. Интересно отметить, что 30 июня 1908 г. очевидцы видели след «Тунгусского метеорита», летевшего с северо-запада на юго-восток. Следовательно, он летел под большим углом навстречу Земле, а может, и перпендикулярно ее движению. Таким образом, скорость встречи была более 30 км/с, что могло послужить причиной полного разрушения небесного тела.

Но вернемся к проблеме торможения космического аппарата. Отметим, что даже если для этого использовать его естественное торможение в атмосфере, то без двигательной установки все равно не обойтись. Свободный спуск с орбиты за счет торможения в разреженной атмосфере нельзя считать приемлемым, так как при этом возникают трудности при прогнозировании времени и места приземления. Двигательная установка создает тормозной импульс с целью преобразования орбиты с таким расчетом, чтобы перигейная ее часть оказалась именно в плотных слоях атмосферы. В этом случае чем больше тормозной импульс, тем круче вход космического аппарата в плотные слои атмосферы и тем интенсивнее его торможение.

Однако интенсивность торможения должна быть ограничена перегрузками, допустимыми для экипажа и приборов, а также конструкции спускаемого аппарата. По этим соображениям крутизну входа в атмосферу необходимо создавать меньшую. Большая часть кинетической энергии спускаемого аппарата, перешедшей в тепловую при торможении в атмосфере, должна рассеиваться во внешней среде, и лишь небольшая часть ее может быть поглощена массой конструкции или воспринята теплозащитными системами аппарата. При пологих траекториях спуска в атмосфере уровень перегрузок и интенсивностъ нагрева ниже, однако из-за увеличения длительности снижения возрастает общая доля тепловой энергии, подводимой к поверхности аппарата.

На характер и интенсивность взаимодействия спускаемого аппарата с воздушной средой при снижении торможении влияют параметры атмосферы, такие, как плотность, давление, температура, длина свободного пробега молекул, скорость распространения возмущений (скорость звука), молекулярная масса и т. п. Но и эти параметры не постоянны, а испытывают колебания, зависящие от времени года и суток, от изменения солнечной активности, от климатических факторов, изменения ветра и т. д.

Огромная скорость входа спускаемого аппарата в атмосферу вызывает большие в ней возмущения. Впереди по направлению полета газ атмосферы начинает сжиматься, но не постепенно, а ударом, и возникает уплотнение – так называемая ударная волна. Последняя движется несколько впереди спускаемого аппарата при той же скорости движения. Температура во фронте ударной волны достигает нескольких тысяч Кельвинов. Потоки тепла идут во все стороны, в том числе и на спускаемый аппарат. При этом поток тепла, приходящийся на спускаемый аппарат, зависит от состава атмосферы и ее термодинамических характеристик.

При больших углах входа нарастание потока и спад его в результате резкого торможения происходит пикообразно. Получается мощный тепловой и динамический удар и быстрый унос солидного количества теплозащиты. При малых углах входа кривая нарастания теплового потока положе, а время его воздействия продолжительнее и унос покрытия меньше, но, безусловно, при этом имеется большой прогрев всей системы теплозащиты.

Тепловая энергия при торможении космического аппарата поступает в атмосферу с его поверхности двумя основными путями – за счет колвективной теплопередачи в пограничном слое и за счет излучения фронта ударной волны. При больших скоростях полета процесс конвективного переноса тепла усложняется ионизацией газа, неравновесностью пограничного слоя, а при уносе массы с поверхности обшивки (обгорание обмазки, испарение теплозащиты и т. п.) – массообменом и химическими реакциями в пограничном слое. Излучение ударной волны – лучистая теплопередача – становится существенным при скоростях полета 6–8 км/с, а при больших скоростях приобретает решающее значение.

Тепловая энергия, подведенная извне к обшивке спускаемого аппарата, частично рассеивается за счет излучения от нагретой поверхности, частично поглощается или уносится (при охлаждении с уносом массы) системами теплозащиты, частично аккумулируется за счет теплоемкости конструкции спускаемого аппарата, вызывая повышение температуры силовых элементов. Полное исследование тепловых режимов в различных точках обшивки спускаемого аппарата реальной конфигурации, требующее достаточно подробного рассмотрения тепло– и массообмена вблизи охлаждаемой поверхности и изучения температурных полей в конструкции, представляет собой весьма сложную задачу. Обычно используются приближенные соотношения, позволяющие оценить интенсивность нагрева для некоторых типичных участков поверхности спускаемого аппарата. Затем эти оценки уточняются на основе экспериментальных исследований. Таким образом, создание спускаемых аппаратов для конкретных планет, имеющих атмосферу, задача трудоемкая и очень сложная, даже только в части теплозащиты, но она успешно решается в конструкторских бюро.

АППАРАТЫ ДЛЯ СПУСКА В АТМОСФЕРЕ

Посмотрим на существующие и уже применявшиеся спускаемые аппараты с точки зрения распределения тепловых потоков. Кинетическая энергия спускаемого аппарата хотя и очень большая, но легко подсчитывается. Высвобождающаяся при торможении спускаемого аппарата в атмосфере энергия только в небольшой части (1–2%) идет на его нагрев, большая же часть этой энергии нагревает окружающую воздушную среду и рассеивается в атмосфере. Практически вот на эти 1–2% от располагаемой спускаемым аппаратом энергии и надо рассчитывать создаваемую теплозащиту.

Вообще говоря, в космонавтике энергия расходуется расточительно. При запуске космического аппарата только 1–2% энергии топлива, сгоравшего в двигательной установке, идет на увеличение кинетической энергии космического аппарата. Остальная расходуется на потери при нагреве газов и истечении их в атмосферу, на перемещение и увеличение кинетической энергии первых ступеней ракеты-носителя, на повышение потенциальной энергии космического аппарата и т. д. (Видимо, эти проценты в природе часто встречаются. Даже, как показал академик И. В. Петрянов-Соколов, КПД в переработке минералов на Земле составляет только 1–2%, но эти совпадения, наверное, тема другого разговора.)

От угла входа в атмосферу зависит как продолжительность воздействия теплового потока, так и величина лобового сопротивления. При больших углах входа сопротивление настолько резко возрастает, что величина перегрузки достигает несколько сот g. Это было характерно для межпланетных станций «Венера» первого поколения (до «Венеры-8» включительно). Углы входа в атмосферу у них достигали 62–65°, а величины перегрузки при этом были до 450 g. Это значит, каждый прибор, каждый элемент спускаемого аппарата становился в 450 раз тяжелее и во столько же раз больше давил на опору, где был закреплен, чем в момент установки в спускаемый аппарат в сборочном цехе.

Длительное время космический аппарат «Венера» находится в условиях невесомости на межпланетной орбите от Земли до Венеры, когда в течение четырех месяцев спускаемый аппарат не испытывает силовых нагружений. И только при встрече с атмосферой Венеры внезапно, вдруг на корпус и оболочку спускаемого аппарата наваливается огромная сила – сила сопротивления атмосферы, стремящаяся, подобно мощному прессу, смять спускаемый аппарат. При этом он подвергается натиску одновременно двух воздействий: силы сопротивления атмосферы и мощного потока тепловой энергии. Подобное происходит с любым спускаемым аппаратом, входящим как в состав межпланетной станции, так и космического корабля при возвращении космонавтов на Землю.

Лобовые наружные слои теплозащиты сублимируют, т. е. испаряются, и потоком воздуха уносятся, создавая светящийся след в атмосфере. Высокая температура в ударной волне ионизирует молекулы воздуха в атмосфере – возникает плазма. Плазменное покрывало охватывает большую часть спускаемого аппарата и как экраном закрывает несущийся в атмосфере спускаемый аппарат и тем самым лишает связи с космонавтами или с радиокомплексом автоматического аппарата при посадке. Причем в земных условиях ионизация образуется, как правило, на высотах 120-15 км при максимуме в интервале 80–40 км.

Формы спускаемых аппаратов. Прежде всего отметим, что спускаемые аппараты, предназначенные для планет, имеющих атмосферу, могут создаваться либо для спуска без управления – по баллистической траектории, либо для спуска с системой управления движением, способной обеспечивать совершение маневра в атмосфере. Естественно, и более совершенные спускаемые аппараты, снабженные системой управления, могут совершать также спуск по баллистической траектории.

Первые спускаемые аппараты, примененные для искусственных спутников Земли, выполнялись в форме шара. Это спускаемые аппараты кораблей-спутников, космических кораблей «Восток» и «Восход», а также биоспутников. Их спуск проходил по баллистической траектории, ничем не отличаясь от природных «спускаемых аппаратов» – метеоритов. Форма шара самая простая и широко распространена в природе. Это форма звезд, планет, небольших капелек воды и т. д.

Шаровая конструкция, кроме лобового сопротивления, не подвержена действию никаких других сил, не считая силы притяжения. Аэродинамики говорят – шар обладает нулевым качеством, т. е. подъемная сила при обтекании шара атмосферой равна нулю. Для шаровой конструкции величина перегрузки завесит от скорости полета и угла входа в атмосферу. Для искусственного спутника Земли, у которого скорость движения по орбите несколько менее 8 км/с, угол входа должен быть небольшим, порядка одного или нескольких градусов, с тем чтобы перегрузки не превышали 10 g, что очень важно для спуска с орбиты спускаемого аппарата с экипажем.

Что же требуется, чтобы при спуске космонавтов с орбиты имелись комфортабельные условия, т. е. чтобы торможение происходило с ускорением земной тяжести (т..е. почти 10 м/с²)?

Во-первых, тормозной путь при этом должен быть длиной 3200 км. Во-вторых, если бы ничего не мешало, т. е. не считать атмосферу, то пришлось бы 800 с спускаться при включенном двигателе. А в земных условиях воздушная оболочка так плавно затормозить при баллистическом спуске не может, и торможение происходит более резким, с большими перегрузками.

Иначе говоря, для уменьшения величины перегрузки необходимо осуществлять спуск не по баллистической траектории, а с использованием подъемной силы, В этом случае необходимо применять спускаемый аппарат, обладающий аэродинамическим качеством. Шар, как уже говорилось, аэродинамическим качеством не обладает, но уже пластинка, если ее поместить в потоке воздуха наклонно, показывает наличие подъемной силы, В космонавтике использовали такую пластинку (правда, круглую в поперечном сечении и выпуклую в сторону потока), а сзади расположили отсек экипажа – получился спускаемый аппарат в форме фары.

Такая конструкция обладает аэродинамическим качеством до 0,35 или, иначе говоря, в движении при определенном наклоне передней стенки фары возникает подъемная сила, достигающая величины 35 % от силы лобового сопротивления. Подъемная сила дает возможность проводить спуск по более пологой траектории, с меньшими перегрузками. Такая форма характерна для спускаемых аппаратов космических кораблей «Союз», «Меркурий», «Джсмини» и «Аполлон». Правда, корабль «Меркурий» не мог воспользоваться своей формой для создания подъемной силы. Конструктивное решение корабля не позволяло этого сделать, а спуск аппарата всегда происходил по баллистической траектории.

Что же необходимо создать для осуществления наклона передней стенки фары при обтекании ее потоком воздуха?

Рис. 1. Смещение центра масс спускаемого аппарата: 1 – подъемная сила; 2 – направление полета; ЦМ – центр масс; ЦД – центр давлений; заштриховано место наиболее массивного оборудования

В принципе это можно было сделать с помощью системы ориентации. Правда, расход топлива при этом достигал бы очень больших значений: ведь надо было создать значительные управляющие моменты для компенсации моментов, возникающих под действием аэродинамических сил. И с точки зрения затрат огромных масс топлива этот путь неприемлем.

Более простое решение – смещение центра масс относительно оси симметрии. У фары в качестве основной несущей поверхности используется передняя стенка – днище, имеющее форму сегмента сферы относительно небольшой кривизны. Боковая поверхность спускаемого аппарата выполняется либо в форме конуса, либо при сочетании конуса и части сферы. Спуск аппарата осуществляется днищем вперед. Поскольку по внешнему виду спускаемый аппарат является телом вращения, то его центр давления (результирующей силы аэродинамического воздействия) находится на оси симметрии. Так что смешенный центр масс располагают между днищем и центром давления.

Такая центровка обеспечивает устойчивое положение спускаемого аппарата в воздушном потоке (днищем вперед), а также несимметричное обтекание спускаемого аппарата. Благодаря последнему появляется подъемная сила, перпендикулярная набегающему потоку (рис. 1).

Спуск с орбиты искусственного спутника Земли может успешно осуществляться в широком диапазоне начальных условий с приемлемыми перегрузочными и тепловыми нагрузками как при баллистическом спуске, так и при спуске с использованием аэродинамического качества спускаемого аппарата. При этом широко применяется система управления движением при спуске, основанная на методе управления спускаемым аппаратом путем его программного разворота по углу крена (при постоянном угле атаки), что в процессе полета обеспечивает изменение эффективной силы – проекции подъемной силы на вертикальную плоскость. Такой метод требует достаточно малых управляющих моментов, благодаря так называемой статической нейтральности по углу крена и неизменности картины обтекания воздушным потоком в процессе управления.

Но уже при возвращении космического аппарата после полета к Луне, когда скорость его входа в земную атмосферу близка ко второй космической скорости, проблема спуска усложняется в связи с увеличением перегрузок и повышением напряженности теплового потока. Для успешного решения задачи спуска надо в этом случае очень точно выдерживать «коридор» входа в атмосферу, который определяет границы по углу входа в атмосферу. В случае больших углов возникают большие перегрузки, и наоборот, при очень малых углах атмосфера может не «захватить» спускаемый аппарат вследствие незначительности своего сопротивления его движению. Отметим, что границы коридора входа зависят как от аэродинамических характеристик спускаемого аппарата, так и от того, каким образом используется аэродинамическое качество аппарата на начальном участке погружения в атмосферу. Кроме того, с увеличением скорости полета уменьшается и ширина коридора входа в атмосферу, а это ведет к увеличению точности работы системы навигации и коррекции на подлетном участке траектории.

Для спускаемого аппарата с системой управления движением возвращение с Луны может решаться и иным путем. При достаточно крутом входе в атмосферу, когда угол входа больше 2°, траектория спускаемого аппарата даже при малых постоянных значениях угла атаки и небольшом коэффициенте качества (в пределах 0,2–0,3) содержит восходящие участки, т. е. возможно рикошетирование аппарата. В этом случае допустимо двойное погружение спускаемого аппарата в атмосферу (рис… 2). При подлете к Земле со второй космической скоростью при угле входа 3° спускаемый аппарат после первого погружения выходит из атмосферы на эллиптическую орбиту и затем вновь входит в атмосферу, но уже на расстоянии 10000 км от точки выхода.

Рис. 2. Двойное погружение в атмосферу: 1 – первый вход в атмосферу; 2 – выход из атмосферы; 3 – второй вход в атмосферу; 4 – посадка; 5 – условная граница атмосферы; 6 – коридор входа

Однако обеспечение точного места посадки при этом затруднительно, поскольку, при отклонении скорости на 0,001 (около 8 м/с) от расчетной приводит к отклонению дальности точки вторичного входа в атмосферу на 300 км, а отклонение угла наклона траектории на 0,1° – к отклонению дальности на 180 км. Чтобы эта неопределенность уменьшилась, траектория должна иметь как можно больший угол наклона в точке вылета из атмосферы. Правда, величина этого угла ограничивается запасом аэродинамического качества спускаемого аппарата, а также допустимым пределом максимальных перегрузок (в ином случае будут более глубокие погружения в атмосферу на первом участке). На промежуточном участке полета управление аппаратом невозможно, и поэтому накопленное отклонение по дальности сможет быть скомпенсировано только на участке второго погружения в атмосферу.